飞机辅助动力装置进气系统风门框静强度分析

郁思佳

【摘 要】本文选取某型飞机辅助动力装置为研究对象，以有限元理论为基础，建立了其进气系统风门框的有限元模型，针对不同工况下的约束和载荷，分别考虑后机身严重工况和机体支持刚度下进气风门框受进气系统载荷的影响，对模型进行了静强度计算与分析，并得出结论。结果表明：进气系统风门框符合强度要求，从而为飞机辅助动力装置进气系统强度分析提供了参考。

【关键词】辅助动力装置；进气系统风门框；静强度；有限元分析

0 引言

某型飞机的辅助动力装置进气系统风门框与后机身框连接，风门框作为机身框的一部分也会参与全机传载，此外，机体的弹性支持也会影响到进气系统风门框的传载情况。因此在分析辅助动力装置进气系统强度时，直接将进气风门框进行固支约束，来进行进气风门框的强度评估是不准确的。国内外相关文献对辅助动力装置进气系统强度分析的研究较少。本文采用有限元法，对进气风门框的静强度进行评估，计算分析兼顾后机身严重工况以及机体支持刚度对进气风门框强度的影响，对结构和紧固件进行校核。结果表明：进气系统风门框符合强度要求。

1 有限元法

在对飞机辅助动力装置进气系统风门框进行静强度分析时，首先根据有限元理论对其进行建模，然后进行有限元计算，对结构及紧固件的应力结果进行分析与校核。

1.1 有限元理论

有限元分析是将结构进行离散化，把连续结构离散成由若干有限大小的单元通过节点连接成等效的组合体，然后对单元进行力学分析，建立單元的刚度矩阵，组集形成结构总刚度矩阵，求出结构的节点位移和单元的内力。

1.2 结果校核方法

根据有限元方法，可求得结构的应力和紧固件的受力，然后对其进行校核。

结构安全裕度计算公式为：

紧固件校核主要考虑承剪破坏、承拉破坏，计算过程如下所述。

1）紧固件承剪安全裕度计算公式为：

2）紧固件承拉安全裕度计算公式为：

2 有限元模型建立

进气风门框位于后机身，与两个机身框相连。为了充分考虑机身的弹性支持对分析结果的影响，本文采用HyperMesh有限元前处理软件，在后机身有限元模型中，建入APU风门框的模型，风门框采用SHELL单元模拟，风门框与机身框间的紧固件通过WELD单元模拟。

2.1 进气风门建模

为了考虑进气系统进气风门所受气动力的影响，在进气风门框有限元模型中，进行进气风门的简化建模。将风门气动压心位置与风门和门框相连的位置通过RBE2单元连接；作动器用ROD单元模拟，一端连压心位置，另一端通过RBE2单元与风门框相连；风门所受气动载荷加到压心位置。

2.2 进气系统建模

为了考虑进气系统自身重量在飞机惯性载荷工况下对进气风门框强度的影响，将进气系统质心位置与进气风门框通过RBE3单元连接，来进行进气系统的简化建模。

进气风门框的有限元模型如图 1所示。

3 进气风门框工况建立

对进气风门框进行强度分析时，需要分别考虑后机身严重工况以及机体支持刚度下进气风门框受进气系统载荷时的影响。

3.1 后机身严重工况

考虑后机身严重工况，在全机受载情况下，对进气风门框的强度进行分析。边界条件考虑在后机身与机体其他部段连接位置，加上全机模型下计算所得后机身严重工况下的强制位移。后机身严重载荷工况如表1 所示。

3.2 进气系统工况

边界条件考虑在后机身与机体其他部段连接位置施加SPC，对6个自由度进行约束。进气风门框所受载荷包括进气系统的惯性载荷和气动载荷。

1）惯性载荷

进气系统的惯性载荷包括飞行载荷、地面载荷、动载荷以及应急着陆载荷，其中应急载荷为CCAR25中561条款所规定，惯性载荷大小与方向为：向前9g，向后1.5g，向上3g，向下6g，向左3g，向右3g。取这些载荷中各个方向的最大值来作为载荷输入，加在进气系统质心位置。

2）气动载荷

气动载荷通过气动软件计算得到，所得气动载荷与惯性载荷相比，数量级相当，不可忽略。最大气动力为3000N，方向向后，加在压心位置。

通过对以上载荷进行筛选和叠加，得到进气系统严重工况表，如表2所示。

4 有限元计算结果与分析

根据第3节中的载荷工况，分别考虑后机身严重工况与进气系统载荷工况，采用Nastran软件对7个工况进行静力分析，得到各个工况下的进气风门框应力分布和紧固件受力情况。材料许用值考虑温度修正系数、铸件系数、接头系数等。通过与材料的许用值相比，得到结构及紧固件的静强度结论，来对进气风门框进行安全性评估。

考虑后机身严重工况，进气风门框最严重的应力分布如图2所示，最严重工况为非校验机动，进气系统风门框最大应力19.5MPa。考虑进气系统载荷工况，进气风门框最严重的应力分布如图3所示，最严重工况为向下15g，向后3g，叠加最大气动力，进气系统风门框最大应力152.5MPa。由此可知进气风门框在受进气系统自身载荷时，受力情况更严重，材料的许用应力为181MPa，符合强度要求。

进气风门框紧固件的最大剪力发生在向下13.5g工况下，最大剪力为895N，紧固件许用剪切载荷为2651N；进气风门框紧固件的最大拉力发生在向下13.5g工况下，最大拉力为152N，紧固件许用拉伸载荷为248N，考虑接头系数，可知紧固件符合强度要求。

5 结论

本文对飞机辅助动力装置进气系统风门框进行了有限元建模分析，充分考虑了后机身严重工况对进气风门框的影响以及在机身支持刚度下进气风门框所受进气系统的载荷工况，使分析更接近真实情况。通过分析得到了进气风门框和紧固件的静强度计算结果，得到以下几条结论：

1）考虑后机身严重工况后，进气风门框最严重工况为非校验机动，进气系统风门框最大应力19.5MPa，符合强度要求。

2）在机身支持刚度下考虑进气系统载荷工况，进气风门框结构最严重工况为向下15g，向后3g，叠加最大气动力，进气系统风门框最大应力152.5MPa。进气风门框紧固件的最大载荷最严重工况为向下13.5g，最大剪力为895N，最大拉力为152N，符合强度要求。

【参考文献】

[1]刘鸿文.材料力学[M].高等教育出版社，2003，3.

[2]飞机设计手册·9·载荷、强度和刚度[M].航空工业出版社，2001.

[3]高鹏，王宇，钟剑龙，等.运输类飞机APU进气系统设计方法研究[J].科学技术与工程，2013，13（20）：6020-6023.

[责任编辑：田吉捷]